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柔軟シートフラッタ発電と循環制御翼に関する研究
総合研究所・都市減災研究センター（UDM）研究報告書（平成２４年度） テーマ 4 小課題番号 4.2-1 柔軟シートフラッタ発電と循環制御翼に関する研究 佐藤 光太郎*， 横田 和彦** Key Words: Flutter, Wind-power generation, Flexible sheet, Jet, Circulation Control Wing, Coanda Effect, Fluid Force １． 緒 論 本研究で用いた吹出型風洞の測定部の全長は 3100mm で， フラッタを利用した発電[1],[2]としては，Mckinney らの研究 600mm×600mm 正方断面を持つ．風洞内測定部下流 1400mm が知られている．これは剛体翼にリンク構造を用いて，フラ には，フラッタ発電装置を回転軸が鉛直方向になるように設 ッタを生じるように並進振動，回転振動の位相差を拘束した 置した．実験では送風機の回転速度をインバータにより制御 構造によって翼フラッタを生じさせると共に，その機構を利 することで風速を調節し，測定部下流 100mm に設置したピ 用して，翼フラッタを軸の回転振動に変え，それにより発電 トー管とマノメータ（理科精機工業社製）を用いて風速を求 するものである． めた．また，フォルタン式の大気圧計（東京鈴木製作所製） 一方，従来の風車の作動範囲を広げるため 循環制御翼 により測定室の大気圧を測定し，アスマン式乾湿球温度計 （Circulation Control Wing：CCW）の研究が進められている （佐藤計量機製作所製）により測定室の乾湿球温度を測定し [3]-[6] . CCW は翼の負圧面に吹出スロットを設け，接線方向 た．フラッタ発電装置はシート材を回転軸に固定し，回転軸 に吹き出しを行うことで噴流がコアンダ効果により円弧形 に接続された発電機によって発電するシステムである．本研 状の翼後縁に沿って流れ，揚力を制御するものである．CCW 究では発電機としてモータを使用し，直径 6mm の回転軸の の循環量制御は噴流の運動量調整で行われるため，空気源が 上に厚さ 0.2mm のポリプロピレンのシートを接着させ，シ 確保できれば翼の幾何形状を変化させることなく揚力制御 ート材を回転軸側面から 10mm までポリプロピレンのシー 並びに失速抑制が可能となり，風車の作動範囲拡大につなが トではさみ，マジックテープとセロハンテープでシート材を ると考えられる． 固定した．実験ではシート材の下流方向 20mm の所で CCD 本研究では，剛体を用いた従来のフラッタ発電より構造が レーザ式のレーザ変位計（株式会社キーエンス製 LK－G150） 単純で，持ち運びも容易である柔軟体フラッタを用いる風力 でシートの沿直方向の変位を測定した．また，回転軸に固定 発電の特性調査を第一のテーマとした．発電装置の簡易さに されたモータ（株式会社タミヤ製 PRO15375）に導線を繋ぎ よって，ビル風の利用，災害時，アウトドア等に新規の風力 デジタルマルチメータ（DMM，株式会社エーディーシー 発電装置として期待できる．ここでは矩形柔軟シート材を用 ADCMT-7461A）により電圧と電流を測定した． いて，フラッタの変位，電力から，発電の特性を調べた．次 レーザ変位計からの信号，デジタルマルチメータの電圧・ に第二のテーマとして，CCW として最も単純な形状である 電流計測及びハイスピードカメラ（IDT ジャパン製 N4S3） 前縁及び後縁が円弧形状の平盤翼に吹き出しスロット付の 撮影を自作トリガによって同時に行った．レーザ変位計とデ 平板翼について数値的並び実験的に解明を試みた．主として ジタルマルチメータの電圧・電流はサンプリング周波数 実験ではスモークワイヤ法による流れの可視化と翼表面圧 10kHz で記録した．ハイスピードカメラの画像は 1000fps で 力計測，数値計算では速度分布と圧力分布を求めることで 撮影した．実験に用いたシート材を表 1 に示す．シート長さ CCW の空力特性と運動量係数および迎え角との関係につい は 100mm，150mm，200mm，250mm，300mm の 5 種類にお て調べた． いて実験を行った． 実験装置概略図を図 1 に示す． ２．実験装置及び方法 ＊：工学院大学グローバルエンジニアリング学部機械創造工学科 ＊＊：青山学院大学理工学部機械創造工学科 Table.1 Flexible sheet 総合研究所・都市減災研究センター（UDM）研究報告書（平成２４年度） テーマ 4 小課題番号 4.2-1 Material density [kg/m3] sheet width [mm] sheet thickness [mm] sheet length [mm] elastic ratio [GPa] polypropylene 904 100 0.2 100，150，200，250，300 1.61 結果を含む)について報告する．ただし，可視化実験ではス モー クワイヤ による流線 を鮮明 にとらえ るために Re≒ 1.9×104(U∞≒2.9m/s)で得られた結果を示す．また主流に対す る迎え角を AOA(Angle Of Attack)として表記した． Fig.1 Experimental devices 図 2 に本実験で用いた実験装置概略と座標系および記号の Fig.2 Schematic of test section and coordinates 定義を示す．CCW の実験には 400mm×200mm の吹き出し口 を有する開放型低速風洞を使用した．CCW 試験片のコード ３．数値シミュレーション 長は C=100mm であり，試験片前縁は半径 =11mm，後縁 数値シミュレーションには，非構造格子系熱流体解析シス テム SCRYU/Tetra for Windows［（株）ソフトウェアクレイド は半径 =10mm の円弧形状となっている．またスパンは w=200mm であり，スロット幅は b=1mm である．試験片は風 洞ノズルから 150mm の位置に設置され，試験片両端はアク リル板で保持されている．なお試験片表面にはφ=0.3mm の 圧力計測孔がらせん状に設けられている．圧力計測にはデジ タルマノメータ DMP202N［（株）岡野製作所］を用いた．一 方，流れの可視化にはスモークワイヤ法を適用した．ニクロ ム線は試験片前縁の上流側 60mm と試験片後縁の下流側 10mm の位置に配し，煙粒子の挙動についてはデジタルカメ ラ EXLIM Pro EX-F1［（株）カシオ計算機］を用いてフレー ムレート 300fps で撮影した．本研究では主流速度 速度 ，噴流 の場合の運動量係数を Cμ＝(2Uj2b)/(U∞2C)と定義し， ここでは主流速度 と試験片コード長 C に基づくレイノル ズ数 Re≒5.3×104(U∞≒8.3m/s)の条件下で得られた結果(計算 ル］を用いた．図 3 にシミュレーションモデルの配置及び境 界条件を示す．本研究では層流非定常の二次元非圧縮粘性流 れを仮定し流れ場の解析を行った．境界条件として計算領域 入口境界及び噴流出口(スロット)では流速を与え，計算領域 出口境界では圧力一定条件を与えた．また上下 10C の外部境 界を対称境界条件とした場合を便宜上，無限遠中に置かれた CCW の計算結果とした．試験片の各寸法は実験と同様に設 定した．なお，本計算モデルのグリッド数は約 340,000 であ る． 総合研究所・都市減災研究センター（UDM）研究報告書（平成２４年度） テーマ 4 小課題番号 4.2-1 Fig.3 Numerical simulation domain and boundary condition ４．結果および考察 ４．１ フラッタの挙動 フラッタは自励振動であるため，まず風速を上げていきフ ラッタさせた後，風速を下げフラッタする最少の風速をフラ ッタ限界速度とした．フラッタ限界速度から風速を 1m/s ご とに上昇させ，デジタルマルチメータの電圧・電流，ハイス ピードカメラの画像，シート材下流方向 20mm でのレーザ変 Fig.5 Flow velocity versus generated electric power for sheet 位計からの信号を測定した．測定されたデータから変位の振 length of 100mm 幅，変位の振動数，電力実効値を計算した．そのうち，シー ト長さ 100mm の変位の振幅（A） ，変位の振動数（f）の結果 を図 4 に示す．図 4 より，風速の上昇に伴って変位の振幅が 上昇するが，風速 15m/s 以降では減少する．また，振動数は 風速が 19m/s から 20m/s に変化するところで急激に増加して いる事がわかる． (a) 19m/s (b) 20m/s Fig.6 Temporal image by high-speed camera 図 6 より，シートの振動モードは風速 19m/s では 1 次モー ドになっているが，風速 20m/s では 2 次モードに変わってい る．画像左端の回転軸回りの様子を見ると，風速 20m/s では シートによる回転角の変動は風速 19m/s に比べ著しく小さく なっている．それが風速 20m/s で電力が大きく減少した原因 Fig. 4 Flow velocity versus flutter frequency and flutter であると考えられる． amplitude for sheet length of 100mm ４．２ 次に，シート長さ 100mm の電力を図 5 に示す．風速 17m/s で電力が最大値になり，その後，風速 19m/s から 20m/s に変 わるところで大きく減少することがわかる．その原因を調べ るために，ハイスピードカメラで撮影した画像を用いて，風 電力と運動エネルギーの関係 発電のエネルギー変換率を調べるため，式（1）を用いて 求めた電力 E と運動エネルギーP との関係を図 7 に示す． VI I A 3 E P R （1） 速 19m/s と 20m/s におけるシートの挙動を調べた．シート挙 α は運動エネルギーと電力の比例係数， V は電圧，I は電流， 動のモード解析の結果を図 6 に示す．振動の 1 周期分の画像 R は変位測定位置，A は変位の振幅，ω は角振動数，Iθ は慣 を抽出し，風速 19m/s では 1/12 周期，風速 20m/s では 1/15 性モーメントを表している．Iθ は回転軸中心から変位測定位 周期毎に描写した． 置までのシートが剛体であると仮定したときのものである． A/R は回転角振幅を表している．図 7 より，1 次モードでは ほぼ，運動エネルギーが増加するに従って電力も増加してい 総合研究所・都市減災研究センター（UDM）研究報告書（平成２４年度） テーマ 4 小課題番号 4.2-1 る．2 次モードでは運動エネルギーが増加しても電力はほぼ ットから噴流を与えることで，スロット上流の剥離領域も非 一定であることがわかる．これは図 5 の風速と電力の関係に 対称となり，上側（負圧面側）の剥離領域が拡大，下側（圧 類似している．運動エネルギーと電力の比例係数 α は 1 次モ 力面側）の剥離領域が縮小したものと推察される．すなわち ードでは 0.0015 であり，エネルギー変換率は 0.15％であるが， 後縁近くのスロットから噴出される流れが上流の流れに大 2 次モードではエネルギー変換率がほぼ 0％である．2 次モー きな影響を及ぼしていることがわかる．（a）（ⅱ）及び（b） ドの場合，図 4 に示したように回転軸の回転角の変動が小さ （ⅱ）の数値計算で得られたベクトル図も実験結果と同様の かったため，エネルギー変換率が 0％に近い値が得られたと 傾向を示しており，本実験結果と本計算結果とは定性的に一 考えられる．この結果から，1 次モードの方が 2 次モードよ 致していることが確認できる．ただし，定量的には りもエネルギー変換率が高いと言える． AOA=0[deg]，AOA=5[deg]のいずれも剥離流れの再付着点に計 算結果と実験結果に差異が見られ，計算による再付着点は実 験で観察される再付着点よりも前方に位置している．この違 いは計算が二次元流れを仮定しているのに対して，実験では 翼端に側壁が存在するため厳密には三次元流れになってい ることが，主な原因と考えられる．すなわち，実験では側壁 近傍の剥離領域が小さく，翼中央での剥離領域は大きく現れ るものと思われる．また，スロットから流出する噴流の剥離 点にも実験と計算に定量的な違いが認められるが，定性的に は両者は一致している．ところで， AOA=0[deg]の場合でも， 翼の上下で噴流に起因する明確な流れ場の違いが確認でき Fig.7 Kinetic energy and electric power る．AOA=5[deg]で Cμ=0 の場合でも翼の上下に圧力差が発生 するが，ここでは上側（負圧面側）の剥離流れが再付着する ため，閉じた剥離領域となり，低圧部が形成される． ４．３ 循環制御翼の空力特性 本研究では t/C=0.22 の結果について述べる．図 8，9 に Cμ=0.6 の実験結果及び数値計算結果を示す． 図 8 は CCW 周りのフローパターン及び圧力分布である． （a）は AOA=0[deg]， （b）は AOA=5[deg]の結果である． （ⅰ） はスモークワイヤ法による可視化写真，（ⅱ）は時間平均ベ クトル図である．図 3（a） （ⅰ）及び（b） （ⅰ）の可視化実 験では主流が CCW により大きく曲げられ，特に前縁で剥離 した流れが後縁付近で噴流により強制再付着させられると いう CCW の特徴も観察できる．いずれの場合も翼の上流・ 下流で運動量が激的に変化していることが伺え，大きな揚力 を作り出しているものと思われる．ただし，AOA=0[deg]の場 合と比較して AOA=5[deg]の方が剥離領域は大きくなってい Fig.8 Flow patterns around a Circulation Control Wing る．AOA=0[deg]で噴流速度 Uj=0，すなわち Cμ=0 の場合には (ⅰ) : Flow visualization by Smoke wire method 揚力は発生せず，本研究で用いた厚翼では翼の上下でほぼ対 (ⅱ) : Velocity vectors by CFD 称に剥離が生じると考えられるが，Cμ=0.6 で後縁近くのスロ 総合研究所・都市減災研究センター（UDM）研究報告書（平成２４年度） テーマ 4 小課題番号 4.2-1 図 9 に翼表面の圧力分布から求めた揚力係数 CL と運動量 係数 Cμ の関係を示す．中空プロット点・破線が実験結果， 中実プロット点・実線が数値計算結果である．また，丸が AOA=0[deg]，四角が AOA=5[deg]の結果である．実験，数値 ５．結 論 計算の両者で Cμ の増加とともに CL が大きくなっている．実 本研究ではフラッタを利用した発電並びに循環制御翼の 験結果，数値計算結果それぞれ同一 Cμ において AOA=5[deg] 空力特性の関する基礎的研究を行った．フラッタ発電に関す の値が AOA=0[deg]の値を上回っている（Cμ=0.2 の場合の数 る主な結論を 1～4 に，循環制御翼に関する主な結論を主な 値 計 算 結 果 を 除 く ）． な お ， 数 値 計 算 結 果 に お い て ， 結論を 5～8 に示す． AOA=0[deg]では Cμ=0.3～0.4，AOA=5[deg]では Cμ=0.2～0.3 の間で，実験結果では AOA=5[deg]の Cμ=0.1～0.2 の間で揚力 1. の急激な増加が認められる．これは上記の Cμ 付近で噴流の 剥離点が後退するためであり，剥離点の移動は Cμ が小さい るものである． 2. 時に厚翼後縁近傍に形成される死水領域が噴流の流速増加 で縮小することに起因すると思われる．なお，本図の条件範 変位の振幅および，電力の急激な減少はシートのモー ド変化によるものである． 3. 囲では揚力係数は迎角よりも運動量係数に大きく依存する ことが明らかである． 変位の振動数の急激な増加はシートのモード変化によ シート長さ 100mm において，シートの振動モードが 2 次モードに比べて 1 次モードの方が発電効率は高い． 4. 発電には回転角振幅が最も重要である． 5. 実験と数値計算で得られたフローパターンは概ね一致 しており，Cμ=0.7 の場合には翼周りの流れが大きく偏 向することがわかった． 6. 後縁が円弧形状の平盤翼では，吹き出しを用いること で大きな揚力を得ることができるとわかった． 7. 翼前縁付近で剥離が生じる状況下でも，吹き出しによ る循環制御を行うことで，剥離せん断層を再付着させ ることが可能であることを示した． 8. AOA 0 5 Exp. - -○- - -□- - AOA=5[deg]の場合，Cμ=0 では迎角により翼前縁に負圧 部が生じるのに対して，Cμ=0.7 では翼後縁付近の負圧 CFD ―●― ―■― 部が発生し揚力を生成することがわかった． 参考文献 [1] Fig.9 Relation between lift coefficient CL and Cμ for various AOA at CFD and Exp. 吉村ら，日本建築学会大会学術講演梗概集，2006， 797-798． [2] 黒川ら，日本建築学会大会学術講演梗概集，2007， 917-918 [3] Robert J.Englar, Overview of Circulation Control Pneumatic Aerodynamics: Blown Force and Moment Augmentation and Modification as Applied Primarily to Fixed-Wing Aircraft, Applications of Circulation Control Technology, pp23-68. 総合研究所・都市減災研究センター（UDM）研究報告書（平成２４年度） テーマ 4 小課題番号 4.2-1 [4] Cerchie, D., Halfon, E., Hammerich, A., Han, G., Taubert, L., Trouve, L., Varghese, P. and Wygnanski, I., Some Circulation and Separation Control Experiments, Applications of Circulation Control Technology, pp113-166. [5] Munro, S.E., Ahuja, K.K. and Englar, R.J., Noise Reduction Through Circulation Control, Applications of Circulation Control Technology, pp167-190. [6] 影山功郎，STOL 実験機「飛鳥」の開発，日本機械学会 誌，第 91 巻，第 839 号，pp.65-69(1988)